ファイバーメタルラミネートパネル
平面状の金属材料（１０１）及び繊維材料（１０２）からなり、ラミネート状に配設される多数の層を有するファイバーメタルラミネートパネル（１０）であって、金属材料（１０１）は、金属−金属結合（１０３）によりスプライス部（１０５）で接合されて一部が重なり合う金属層（１０１）となり、また、縦方向に延びる接続要素（１１、１２）を備えた支持構造にパネル（１０）を取り付けるために用いられる被補強領域（１０６、１０７）内に、少なくとも平面状の金属材料（１０１）からなる付加層が設けられるファイバーメタルラミネートパネル（１０）。パネル（１０）を補強する付加金属層（１０１）は、スプライス部（１０５）の金属−金属結合を重ねて形成される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、平面状の金属材料と繊維材料とからなり、ラミネート状に配設される多数の層を有するファイバーメタルラミネートパネルであって、前記平面状の金属材料が、金属−金属結合によりスプライス部で接合されて一部が重なり合う金属層となり、また、縦方向に延びる支持要素を有する支持構造にパネルを取り付けるために用いられる被補強領域内に、少なくとも前記平面状の金属材料からなる付加層が設けられるファイバーメタルラミネートパネルに関する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００２】
本発明は、上述したようなファイバーメタルラミネートパネルを、軽量でありながら丈夫であり、さらに製造が容易であるように発展させることを目的とする。
【０００３】
この目的は、請求項１記載の特徴を有するファイバーメタルラミネートパネルにより達成される。本発明によるファイバーメタルラミネートパネルの実施形態及び発展形態は、この従属請求項に挙げられる。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明により、平面状の金属材料と繊維材料とからなり、ラミネート状に配設される多数の層を有するファイバーメタルラミネートパネルであって、前記平面状の金属材料が、金属−金属結合によりスプライス部で接合されて一部が重なり合う金属層となり、また、縦方向に延びる支持要素を有する支持構造にパネルを取り付けるために用いられる被補強領域内に、少なくとも前記平面状の金属材料からなる付加層が設けられるファイバーメタルラミネートパネルを提供する。本発明によると、パネルを補強するための前記付加金属層は、前記スプライス部の金属−金属結合を重ねることにより形成されて設けられる。
【０００５】
ラミネートは、それぞれがスプライス部を有する複数の金属層を含んでいてもよく、１以上のスプライス部が１つの補強領域内に設けられる。
【０００６】
１つの補強領域内に設けられる複数のスプライス部は、標準的な補強領域を形成するように、互いの上に配設されていてもよい。
【０００７】
１つの補強領域内に設けられる複数のスプライス部は、標準的な補強領域を形成するように、互いに横方向にオフセットされるように配設されていてもよい。
【０００８】
金属−金属結合を重ねて形成される、スプライス部を有する金属層と連続する金属層の両方が補強領域に設けられる。
【０００９】
前記パネルは、第１方向に沿って長手方向に延び、この第１方向を横切って延びる第２方向において、この方向における前記平面状の金属材料の延長のごく一部にあたる距離だけ互いに離れて配置される複数の補強領域を備えていてもよく、少なくとも１つの補強領域内で、個々の金属層のスプライス部が前記第２方向に互いに離れるようにオフセットされる。
【００１０】
前記金属層は、前記スプライス部により形成される、長手方向に延びる補強領域の方向とその長手方向とが実質的に平行に延びるシート状物で形成されていてもよい。
【００１１】
前記パネルのラミネートは、前記第１方向に延びる第１補強領域を形成し、前記第２方向において、横切るようにそこから離れて配置されるスプライス部で、前記第１方向に延びる各シートが互いに結合される第１金属層を含んでいてもよく、さらに、前記第２方向に延びる第２補強領域を形成し、前記第１方向において、横切るようにそこから離れて配置されるスプライス部で、前記第２方向に延びる各シートが互いに結合される第２金属層を含んでいてもよい。
【００１２】
前記スプライス部で形成される層に加えて、前記金属材料及び／又は繊維材料からなる追加層による補強を設けてもよい。
【００１３】
前記追加層は、高さを均一にするために、それぞれ異なる方向に延びて交差する補強領域の間に設けられていてもよい。
【００１４】
前記パネルは、航空機胴体の外部スキンの一部であってもよく、前記補強領域は、航空機胴体の支持構造の第１方向に延びる第１支持要素及び／又はこの第２方向に延びる第２支持要素上に配設される。
【００１５】
前記パネルは、航空機の翼部又は尾部のシート材の一部であってもよく、前記補強領域は、翼部又は尾部の第１方向に延びる第１支持要素及び／又はこの第２方向に延びる第２支持要素上に配設される。
【００１６】
以下に、本発明によるファイバーメタルラミネートパネルの実施形態を、添付図面を参照しながら説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、パネルの一層を示した、ファイバーメタルラミネートパネルの、一部を切欠した斜視図である。
【図２】図２は、本発明によるファイバーメタルラミネートパネルの金属層の製造に用いることができるシート状に設けられた平面状の金属材料の概略斜視図である。
【図３】図３は、金属材料からなる個々のシートを金属−金属結合により接合して一部が重なりあう金属層とすることができるスプライス部を斜線で示した、本発明の一実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【図４】図４は、スプライス部の１つの断面を示した、図３の線Ａ−Ａに沿った断面図である。
【図５】図５は、縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）及び横方向に延びる第２支持要素（横梁）から形成される航空機胴体の支持構造上に配設されたファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【図６】図６は、縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）及び横方向に延びる第２支持要素（横梁）から形成される航空機胴体の支持構造上に配設されたファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【図７】図７は、パネルが航空機胴体の支持構造の縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）又は横方向に延びる第２支持要素（横梁）に固定される領域であり、先行技術によれば、ラミネート内に付加金属層により形成される補強領域を示した、図６の線Ｂ−Ｂ又はＣ−Ｃに沿った拡大断面図である。
【図８】図８は、本発明の一実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルを通る、図５の断面図Ｄ−Ｄである。
【図９】図９は、本発明のさらなる実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルを通る、図１３の断面図Ｅ−Ｅである。
【図１０】図１０は、本発明の一実施形態に係る、パネルが航空機胴体の支持構造の要素に取り付けられる領域であり、平面状の金属材料を金属−金属結合により接合して一部が重なり合う金属層とするスプライス部を１つ含む金属層により形成される補強領域の拡大断面図である。
【図１１】図１１は、本発明のさらなる実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルの断面図である。
【図１２】図１２は、平面状の金属材料が、金属−金属結合によりスプライス部で接合されて一部が重なり合う金属層となる領域であり、ファイバーメタルラミネートパネルが航空機胴体の支持構造の要素に固定される補強領域の拡大断面図である。
【図１３】図１３は、縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）及び横方向に延びる第２支持要素（横梁）により形成される航空機胴体の支持構造上に配設されたファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１に示したファイバーメタルラミネートパネルは、平面状の金属材料１０１及び繊維材料１０２からなり、互いの上に配設される複数の層で構成される。前記繊維材料１０２は、それ自体は公知である、ガラス繊維、アラミド繊維、炭素繊維又は類似の適当な繊維を用いた従来の紡織繊維材料、織物又はスクリムであってもよい。前記繊維材料１０２は樹脂と共にマトリックスを形成しており、これにより前記平面状の金属材料１０１からなる層が結合されている。前記平面状の金属材料１０１は、薄いシート状の金属や金属箔の形態をした公知の金属材料であってもよく、又、アルミニウム、チタン、又は他の適当な金属合金の形態をした金属材料であってもよい。
【００１９】
前記金属層１０１を形成する平面状の金属材料は、通常、図２に示すように、ロール状のシート状物の形態で入手可能である。一般的に、金属層１０１に用いられるこのような原材料の大きさ（図２中の幅ｗ）は、図３に示すように、最終パネル１０のそれよりも小さい。これは、平面状の金属材料１０１を、金属−金属結合１０３によりスプライス部１０５で接合して一部が重なり合う金属層１０１としなくてはならないこと意味している。前記スプライス部１０５は、図３の平面図中に斜線で示されており、図４では、拡大断面図で示されている。図４では、前記金属層１０１は横切る線で示されており、前記繊維材料１０２からなる層は破線で示されている。前記繊維材料からなる層１０２は、従来から、幅が十分に大きいシート状物として入手可能であるので、又は容易にバットジョイントできるので、連続していると見なす。前記平面状の金属材料を、図３及び４に示すように、金属−金属結合により接合して一部が重なり合う金属層としている重なり合う金属−金属結合１０３を有するより大きいラミネートパネル１０を製造することは、従来から「スプライシング」と呼ばれている。
【００２０】
このようなファイバーメタルラミネートパネルが航空機の外部スキン、例えば、航空機胴体用の外部スキンの製造に用いられる場合、縦方向に延びる（縦方向の）第１支持要素１１、例えばストリンガ、及びこれを横切って延びる（横方向の）第２支持要素１２、例えば横梁からなる支持構造の機構に被せられる。図５に示すように、前記スプライス部又はスプライス領域１０５は、前記縦方向と同じ方向に延びるとする。当該パネルは、接着材又は固定要素、若しくは、ほとんどの場合、これら２つの手段の組み合わせにより前記支持構造に取り付けられる。
【００２１】
前記パネル１０と支持構造１１、１２との間の負荷の移動を良くするために、支持構造１１、１２と接する、パネル１０の一部領域が適当な方法で補強される。これは、通常、前記平面状の金属材料１０１からなる付加層により、また、任意でこれに前記繊維材料１０２からなる付加層を加えて達成され、これにより当該補強領域でパネル１０の厚さが増す。
【００２２】
図６に、このような補強領域１０６、１０７を示しており、これらは前記支持構造の縦方向の要素１１及び横方向の要素１２に沿って延びている。補強のために取り付けられる層は、内層となるように、つまり、ラミネートの内側に設けることも、又、ラミネートの表面に接着剤で取り付けることもできる。図７では、ラミネートの外部領域に金属層及び繊維層の両方から形成され、封止用外部金属層１０１により覆われた補強領域１０６、１０７を拡大断面図で示している。
【００２３】
実施形態の説明に戻り、次に図８から１２を参照する。図８、９及び１１は、それぞれファイバーメタルラミネートパネル１０の断面を示しており、ここでは、パネル１０が前記支持構造１１、１２に取り付けられる被補強領域又は補強領域１０６、１０７は、スプライス部１０５の金属−金属結合１０３を重ねることにより形成されている。これは、パネル１０を補強する前記付加層１０１が、この方向において前記平面状の金属材料よりも大きいパネル１０の製造を可能とするために前記金属シート１０１からなる平面状の金属材料を接合して一部が重なり合う金属層１０１としている金属−金属結合１０３により形成されていることを意味している。
【００２４】
図８の実施形態では、ラミネート１０は、補強領域１０６、１０７を形成し、その幅が標準的な補強領域１０６、１０７を形成するように互いに横方向にオフセットされるように配設されるスプライス部１０５を有する複数の金属層１０１を含んでいる。図９の実施形態では、金属−金属結合を重ねて形成される、スプライス部１０５を有する金属層１０１と連続する金属層１０１の両方が、補強領域１０６、１０７に設けられている。したがって、パネルは、スプライス部１０５の広がりを横切る方向に、つまり、パネルの長手方向への広がりを横切る方向に、広がり方向における前記平面状の金属材料１０１の延長の（ごく）一部にあたる距離だけ互いに離れて配置された複数の補強領域１０６、１０７を備える。個々の金属層１０１のスプライス部１０５は、この方向において、少なくとも補強領域１０６、１０７間の距離だけ互いからオフセットされており、実施形態中では、このような距離４つで示されている。
【００２５】
図１０では、拡大断面図において、前記平面状の金属材料が、スプライス部１０５により接合されて一部が重なり合う金属層１０１となる補強領域１０６、１０７を示している。ラミネートの厚みを増すことにより、このように被補強領域が形成され、ここに支持構造の要素、この場合は縦方向の要素１１が配設される。
【００２６】
図１１及び１２の実施形態において、その幅及び高さが標準的な補強領域１０６、１０７を形成するように、互いから横方向にオフセットされるように配設される複数のスプライス部１０５を示している。
【００２７】
さらなる実施形態によると、前記パネル１０のラミネートは、第１方向に延びる第１補強領域１０６を形成し、これを横切る第２方向において離れて配置されるスプライス部１０５で、前記第１方向に延びる各シートが互いに結合される第１金属層１０１及び、前記第２方向に延びる第２補強領域１０７を形成し、これを横切る前記第１方向において離れて配置されるスプライス部１０５で、前記第１金属層のシートを横切る前記第２方向に延びる各シートが互いに結合される第２金属層１０１を含んでいてもよい。
【００２８】
スプライス部１０５により形成された金属層１０１に加えて、前記金属材料１０１及び／又は前記繊維材料１０２からなる追加層による補強を設けてもよく、これは、ラミネートの内部に内層の形状で設けてもその表面に接着剤で取り付けてもよい。高さを均一にするために、前記追加層は、それぞれ異なる方向に延びて交差している補強領域１０６、１０７の間にのみ、結果的に当該補強領域１０６、１０７が、交差部分とその間の両方で標準的な高さとなるように設けられてもよい。
【００２９】
好適な例として説明したファイバーメタルラミネートパネルは、軽さと同時に頑丈さ及び開発・製造費用の低さという特徴を併せ持っており、これまでよりも早く製造できる。
【符号の説明】
【００３０】
１０ パネル
１１ 第１支持要素
１２ 第２支持要素
１０１ 金属層
１０２ 繊維材料層
１０３ 金属−金属結合
１０５ スプライス部、スプライス領域
１０６ 補強領域
１０７ 補強領域
【技術分野】
【０００１】
本発明は、平面状の金属材料と繊維材料とからなり、ラミネート状に配設される多数の層を有するファイバーメタルラミネートパネルであって、前記平面状の金属材料が、金属−金属結合によりスプライス部で接合されて一部が重なり合う金属層となり、また、縦方向に延びる支持要素を有する支持構造にパネルを取り付けるために用いられる被補強領域内に、少なくとも前記平面状の金属材料からなる付加層が設けられるファイバーメタルラミネートパネルに関する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００２】
本発明は、上述したようなファイバーメタルラミネートパネルを、軽量でありながら丈夫であり、さらに製造が容易であるように発展させることを目的とする。
【０００３】
この目的は、請求項１記載の特徴を有するファイバーメタルラミネートパネルにより達成される。本発明によるファイバーメタルラミネートパネルの実施形態及び発展形態は、この従属請求項に挙げられる。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明により、平面状の金属材料と繊維材料とからなり、ラミネート状に配設される多数の層を有するファイバーメタルラミネートパネルであって、前記平面状の金属材料が、金属−金属結合によりスプライス部で接合されて一部が重なり合う金属層となり、また、縦方向に延びる支持要素を有する支持構造にパネルを取り付けるために用いられる被補強領域内に、少なくとも前記平面状の金属材料からなる付加層が設けられるファイバーメタルラミネートパネルを提供する。本発明によると、パネルを補強するための前記付加金属層は、前記スプライス部の金属−金属結合を重ねることにより形成されて設けられる。
【０００５】
ラミネートは、それぞれがスプライス部を有する複数の金属層を含んでいてもよく、１以上のスプライス部が１つの補強領域内に設けられる。
【０００６】
１つの補強領域内に設けられる複数のスプライス部は、標準的な補強領域を形成するように、互いの上に配設されていてもよい。
【０００７】
１つの補強領域内に設けられる複数のスプライス部は、標準的な補強領域を形成するように、互いに横方向にオフセットされるように配設されていてもよい。
【０００８】
金属−金属結合を重ねて形成される、スプライス部を有する金属層と連続する金属層の両方が補強領域に設けられる。
【０００９】
前記パネルは、第１方向に沿って長手方向に延び、この第１方向を横切って延びる第２方向において、この方向における前記平面状の金属材料の延長のごく一部にあたる距離だけ互いに離れて配置される複数の補強領域を備えていてもよく、少なくとも１つの補強領域内で、個々の金属層のスプライス部が前記第２方向に互いに離れるようにオフセットされる。
【００１０】
前記金属層は、前記スプライス部により形成される、長手方向に延びる補強領域の方向とその長手方向とが実質的に平行に延びるシート状物で形成されていてもよい。
【００１１】
前記パネルのラミネートは、前記第１方向に延びる第１補強領域を形成し、前記第２方向において、横切るようにそこから離れて配置されるスプライス部で、前記第１方向に延びる各シートが互いに結合される第１金属層を含んでいてもよく、さらに、前記第２方向に延びる第２補強領域を形成し、前記第１方向において、横切るようにそこから離れて配置されるスプライス部で、前記第２方向に延びる各シートが互いに結合される第２金属層を含んでいてもよい。
【００１２】
前記スプライス部で形成される層に加えて、前記金属材料及び／又は繊維材料からなる追加層による補強を設けてもよい。
【００１３】
前記追加層は、高さを均一にするために、それぞれ異なる方向に延びて交差する補強領域の間に設けられていてもよい。
【００１４】
前記パネルは、航空機胴体の外部スキンの一部であってもよく、前記補強領域は、航空機胴体の支持構造の第１方向に延びる第１支持要素及び／又はこの第２方向に延びる第２支持要素上に配設される。
【００１５】
前記パネルは、航空機の翼部又は尾部のシート材の一部であってもよく、前記補強領域は、翼部又は尾部の第１方向に延びる第１支持要素及び／又はこの第２方向に延びる第２支持要素上に配設される。
【００１６】
以下に、本発明によるファイバーメタルラミネートパネルの実施形態を、添付図面を参照しながら説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、パネルの一層を示した、ファイバーメタルラミネートパネルの、一部を切欠した斜視図である。
【図２】図２は、本発明によるファイバーメタルラミネートパネルの金属層の製造に用いることができるシート状に設けられた平面状の金属材料の概略斜視図である。
【図３】図３は、金属材料からなる個々のシートを金属−金属結合により接合して一部が重なりあう金属層とすることができるスプライス部を斜線で示した、本発明の一実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【図４】図４は、スプライス部の１つの断面を示した、図３の線Ａ−Ａに沿った断面図である。
【図５】図５は、縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）及び横方向に延びる第２支持要素（横梁）から形成される航空機胴体の支持構造上に配設されたファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【図６】図６は、縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）及び横方向に延びる第２支持要素（横梁）から形成される航空機胴体の支持構造上に配設されたファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【図７】図７は、パネルが航空機胴体の支持構造の縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）又は横方向に延びる第２支持要素（横梁）に固定される領域であり、先行技術によれば、ラミネート内に付加金属層により形成される補強領域を示した、図６の線Ｂ−Ｂ又はＣ−Ｃに沿った拡大断面図である。
【図８】図８は、本発明の一実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルを通る、図５の断面図Ｄ−Ｄである。
【図９】図９は、本発明のさらなる実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルを通る、図１３の断面図Ｅ−Ｅである。
【図１０】図１０は、本発明の一実施形態に係る、パネルが航空機胴体の支持構造の要素に取り付けられる領域であり、平面状の金属材料を金属−金属結合により接合して一部が重なり合う金属層とするスプライス部を１つ含む金属層により形成される補強領域の拡大断面図である。
【図１１】図１１は、本発明のさらなる実施形態に係るファイバーメタルラミネートパネルの断面図である。
【図１２】図１２は、平面状の金属材料が、金属−金属結合によりスプライス部で接合されて一部が重なり合う金属層となる領域であり、ファイバーメタルラミネートパネルが航空機胴体の支持構造の要素に固定される補強領域の拡大断面図である。
【図１３】図１３は、縦方向に延びる第１支持要素（ストリンガ）及び横方向に延びる第２支持要素（横梁）により形成される航空機胴体の支持構造上に配設されたファイバーメタルラミネートパネルの平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１に示したファイバーメタルラミネートパネルは、平面状の金属材料１０１及び繊維材料１０２からなり、互いの上に配設される複数の層で構成される。前記繊維材料１０２は、それ自体は公知である、ガラス繊維、アラミド繊維、炭素繊維又は類似の適当な繊維を用いた従来の紡織繊維材料、織物又はスクリムであってもよい。前記繊維材料１０２は樹脂と共にマトリックスを形成しており、これにより前記平面状の金属材料１０１からなる層が結合されている。前記平面状の金属材料１０１は、薄いシート状の金属や金属箔の形態をした公知の金属材料であってもよく、又、アルミニウム、チタン、又は他の適当な金属合金の形態をした金属材料であってもよい。
【００１９】
前記金属層１０１を形成する平面状の金属材料は、通常、図２に示すように、ロール状のシート状物の形態で入手可能である。一般的に、金属層１０１に用いられるこのような原材料の大きさ（図２中の幅ｗ）は、図３に示すように、最終パネル１０のそれよりも小さい。これは、平面状の金属材料１０１を、金属−金属結合１０３によりスプライス部１０５で接合して一部が重なり合う金属層１０１としなくてはならないこと意味している。前記スプライス部１０５は、図３の平面図中に斜線で示されており、図４では、拡大断面図で示されている。図４では、前記金属層１０１は横切る線で示されており、前記繊維材料１０２からなる層は破線で示されている。前記繊維材料からなる層１０２は、従来から、幅が十分に大きいシート状物として入手可能であるので、又は容易にバットジョイントできるので、連続していると見なす。前記平面状の金属材料を、図３及び４に示すように、金属−金属結合により接合して一部が重なり合う金属層としている重なり合う金属−金属結合１０３を有するより大きいラミネートパネル１０を製造することは、従来から「スプライシング」と呼ばれている。
【００２０】
このようなファイバーメタルラミネートパネルが航空機の外部スキン、例えば、航空機胴体用の外部スキンの製造に用いられる場合、縦方向に延びる（縦方向の）第１支持要素１１、例えばストリンガ、及びこれを横切って延びる（横方向の）第２支持要素１２、例えば横梁からなる支持構造の機構に被せられる。図５に示すように、前記スプライス部又はスプライス領域１０５は、前記縦方向と同じ方向に延びるとする。当該パネルは、接着材又は固定要素、若しくは、ほとんどの場合、これら２つの手段の組み合わせにより前記支持構造に取り付けられる。
【００２１】
前記パネル１０と支持構造１１、１２との間の負荷の移動を良くするために、支持構造１１、１２と接する、パネル１０の一部領域が適当な方法で補強される。これは、通常、前記平面状の金属材料１０１からなる付加層により、また、任意でこれに前記繊維材料１０２からなる付加層を加えて達成され、これにより当該補強領域でパネル１０の厚さが増す。
【００２２】
図６に、このような補強領域１０６、１０７を示しており、これらは前記支持構造の縦方向の要素１１及び横方向の要素１２に沿って延びている。補強のために取り付けられる層は、内層となるように、つまり、ラミネートの内側に設けることも、又、ラミネートの表面に接着剤で取り付けることもできる。図７では、ラミネートの外部領域に金属層及び繊維層の両方から形成され、封止用外部金属層１０１により覆われた補強領域１０６、１０７を拡大断面図で示している。
【００２３】
実施形態の説明に戻り、次に図８から１２を参照する。図８、９及び１１は、それぞれファイバーメタルラミネートパネル１０の断面を示しており、ここでは、パネル１０が前記支持構造１１、１２に取り付けられる被補強領域又は補強領域１０６、１０７は、スプライス部１０５の金属−金属結合１０３を重ねることにより形成されている。これは、パネル１０を補強する前記付加層１０１が、この方向において前記平面状の金属材料よりも大きいパネル１０の製造を可能とするために前記金属シート１０１からなる平面状の金属材料を接合して一部が重なり合う金属層１０１としている金属−金属結合１０３により形成されていることを意味している。
【００２４】
図８の実施形態では、ラミネート１０は、補強領域１０６、１０７を形成し、その幅が標準的な補強領域１０６、１０７を形成するように互いに横方向にオフセットされるように配設されるスプライス部１０５を有する複数の金属層１０１を含んでいる。図９の実施形態では、金属−金属結合を重ねて形成される、スプライス部１０５を有する金属層１０１と連続する金属層１０１の両方が、補強領域１０６、１０７に設けられている。したがって、パネルは、スプライス部１０５の広がりを横切る方向に、つまり、パネルの長手方向への広がりを横切る方向に、広がり方向における前記平面状の金属材料１０１の延長の（ごく）一部にあたる距離だけ互いに離れて配置された複数の補強領域１０６、１０７を備える。個々の金属層１０１のスプライス部１０５は、この方向において、少なくとも補強領域１０６、１０７間の距離だけ互いからオフセットされており、実施形態中では、このような距離４つで示されている。
【００２５】
図１０では、拡大断面図において、前記平面状の金属材料が、スプライス部１０５により接合されて一部が重なり合う金属層１０１となる補強領域１０６、１０７を示している。ラミネートの厚みを増すことにより、このように被補強領域が形成され、ここに支持構造の要素、この場合は縦方向の要素１１が配設される。
【００２６】
図１１及び１２の実施形態において、その幅及び高さが標準的な補強領域１０６、１０７を形成するように、互いから横方向にオフセットされるように配設される複数のスプライス部１０５を示している。
【００２７】
さらなる実施形態によると、前記パネル１０のラミネートは、第１方向に延びる第１補強領域１０６を形成し、これを横切る第２方向において離れて配置されるスプライス部１０５で、前記第１方向に延びる各シートが互いに結合される第１金属層１０１及び、前記第２方向に延びる第２補強領域１０７を形成し、これを横切る前記第１方向において離れて配置されるスプライス部１０５で、前記第１金属層のシートを横切る前記第２方向に延びる各シートが互いに結合される第２金属層１０１を含んでいてもよい。
【００２８】
スプライス部１０５により形成された金属層１０１に加えて、前記金属材料１０１及び／又は前記繊維材料１０２からなる追加層による補強を設けてもよく、これは、ラミネートの内部に内層の形状で設けてもその表面に接着剤で取り付けてもよい。高さを均一にするために、前記追加層は、それぞれ異なる方向に延びて交差している補強領域１０６、１０７の間にのみ、結果的に当該補強領域１０６、１０７が、交差部分とその間の両方で標準的な高さとなるように設けられてもよい。
【００２９】
好適な例として説明したファイバーメタルラミネートパネルは、軽さと同時に頑丈さ及び開発・製造費用の低さという特徴を併せ持っており、これまでよりも早く製造できる。
【符号の説明】
【００３０】
１０ パネル
１１ 第１支持要素
１２ 第２支持要素
１０１ 金属層
１０２ 繊維材料層
１０３ 金属−金属結合
１０５ スプライス部、スプライス領域
１０６ 補強領域
１０７ 補強領域
【特許請求の範囲】
【請求項１】
平面状の金属材料（１０１）及び繊維材料（１０２）からなり、ラミネート状に配設される多数の層（１０１、１０２）を有するファイバーメタルラミネートパネル（１０）を備え、前記平面状の金属材料（１０１）が、少なくとも１つのスプライス部（１０３）で、金属層（１０１）の一部重なり合いを用いた金属−金属結合（１０３）により接合される航空機であって、
前記パネル（１０）は、前記少なくとも１つのスプライス部（１０３）の領域内で、このスプライス部（１０３）に沿って延びる少なくとも１つの支持要素（１１、１２）に取り付けられることを特徴とする航空機。
【請求項２】
前記パネル（１０）は、互いに横方向にオフセットされたスプライス部（１０３）により形成された、前記平面状の金属材料（１０１）からなる複数の層（１０１）を備え、複数の前記支持要素（１１、１２）が設けられ、前記パネル（１０）は、前記互いに横方向にオフセットされた各スプライス部（１０５）の領域内で各接続要素（１１、１２）に取り付けられることを特徴とする請求項１記載の航空機。
【請求項３】
追加層（１０１）の追加スプライス部（１０３）が、互いに横方向にオフセットされた前記スプライス部（１０３）のそれぞれに隣接して設けられることを特徴とする請求項２記載の航空機。
【請求項１】
平面状の金属材料（１０１）及び繊維材料（１０２）からなり、ラミネート状に配設される多数の層（１０１、１０２）を有するファイバーメタルラミネートパネル（１０）を備え、前記平面状の金属材料（１０１）が、少なくとも１つのスプライス部（１０３）で、金属層（１０１）の一部重なり合いを用いた金属−金属結合（１０３）により接合される航空機であって、
前記パネル（１０）は、前記少なくとも１つのスプライス部（１０３）の領域内で、このスプライス部（１０３）に沿って延びる少なくとも１つの支持要素（１１、１２）に取り付けられることを特徴とする航空機。
【請求項２】
前記パネル（１０）は、互いに横方向にオフセットされたスプライス部（１０３）により形成された、前記平面状の金属材料（１０１）からなる複数の層（１０１）を備え、複数の前記支持要素（１１、１２）が設けられ、前記パネル（１０）は、前記互いに横方向にオフセットされた各スプライス部（１０５）の領域内で各接続要素（１１、１２）に取り付けられることを特徴とする請求項１記載の航空機。
【請求項３】
追加層（１０１）の追加スプライス部（１０３）が、互いに横方向にオフセットされた前記スプライス部（１０３）のそれぞれに隣接して設けられることを特徴とする請求項２記載の航空機。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【公表番号】特表２０１０−５２４７６７（Ｐ２０１０−５２４７６７Ａ）
【公表日】平成２２年７月２２日（２０１０．７．２２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−５０４６２５（Ｐ２０１０−５０４６２５）
【出願日】平成２０年４月１６日（２００８．４．１６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００８／０５４５８１
【国際公開番号】ＷＯ２００８／１３２０５０
【国際公開日】平成２０年１１月６日（２００８．１１．６）
【出願人】（５０４４６７４８４）エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー (268)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２２年７月２２日（２０１０．７．２２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年４月１６日（２００８．４．１６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００８／０５４５８１
【国際公開番号】ＷＯ２００８／１３２０５０
【国際公開日】平成２０年１１月６日（２００８．１１．６）
【出願人】（５０４４６７４８４）エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー (268)
【Ｆターム（参考）】
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